专利名称：一种厘米级微型燃气涡轮发动机蒸发式燃烧室的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种适用于微型燃气涡轮发动机的蒸发式燃烧室，该燃烧室在自身得到有效冷却的同时可将沿其壁面流动的燃料加热直到蒸发雾化，使其进入燃烧室前气化，大大缩短了与空气的混合时间并提高了混合水平，而混合的增强有助于提高熄火极限，促进点火和提高燃烧效率，从而扩展了稳定燃烧的范围。
背景技术：
为了改善航空发动机的性能，实现更高的推重比、降低油耗以及提高稳定性，在热力学方面的主要方法就是不断提高涡轮前的温度以及在此基础上提高发动机的增压比。
目前已知的航空发动机增压比可达40以上，涡轮前温度接近2200K，随着发动机的发展，发动机的热负荷将会越来越重，为保证飞行的可靠性和相应的隐身性能，需要采取有效的措施对热端部件进行冷却，发动机热端部件的冷却问题在很大程度上成为了航空发动机的发展瓶颈。
尽管新的冷却技术还在层出不穷，冷却结构越来越复杂，但是冷却效果的提高幅度则相对缓慢得多。用航空煤油对发动机热端部件进行冷却是一种具有广阔应用前景的方案。航空煤油作为冷源具有非常巨大的优势，其热沉可分为两部分，一部分是物理吸热量，即显焓，另一部分是吸热化学反应引起的化学吸热量。以美国JP8军用航空煤油为例，如图1所示，1kg该航空煤油从常温298K加热到800K，吸热量达到1600kJ，吸热能力十分显著。通过在燃烧室放置空-油换热器，使用航空煤油吸收热端部件的余热，既可以解决燃气涡轮发动机日益突出的冷却问题，又有利于燃料的雾化和燃烧，对发动机冷却系统和燃油系统的设计都具有重要价值。
对于微型燃气涡轮发动机来讲，燃烧室内温度维持在1800K左右，就目前的技术而言，大幅度提高压气机增压比在短时间内还难以实现，发动机油耗相对来说比较高，必须寻找新的出路解决微型燃气涡轮发动机燃烧效率相对较低的问题。
发明内容
本发明的目的是提供一种适用于微型燃气涡轮发动机的蒸发式燃烧室，燃烧室壁的螺旋槽作为用于冷却燃烧室的燃油通道，燃油在冷却燃烧室的同时自身温度不断提高，在进入燃烧室前完全气化，以一定角度喷入燃烧室，并与从燃烧室头部以一定角度进入的空气流进行掺混，最后在位置E进行点火燃烧。
这种用于微型燃气涡轮发动机的蒸发室燃烧室，以RP-3航空煤油作为燃料，燃烧室壁面的螺旋槽冷却通道环绕在内壁(2)与外壁(3)之间，截面尺寸W和H可根据燃烧室的具体情况而发生变化，如果工艺水平能达到的话也可做形圆形，燃油在沿螺旋槽流动的过程中被燃烧室加热直至气化，经过喷嘴(4)以一定角度喷入燃烧室(如图4所示)，蒸气流与燃烧室轴线成α角，与喷嘴所在位置的径向线成α角，α和β应满足80°＜α＜100°，80°＜β≤90°。在燃料进入燃烧室的同时，燃料与从空气室(6)距燃烧室轴线距离为E的空气流掺混，空气流与燃烧室轴线成θ角，其中50°＜θ＜70°，混合气到达位置H处通过火花塞(5)或到达位置I通过热火头(8)进行点火燃烧，并通过燃气流自身的旋转实现火焰稳定。该蒸发式燃烧室可使目前微型燃气涡轮发动机耗油率下降20％~30％，并可有效降低有害气体的排放。
这种微型燃气涡轮发动机燃烧室体积仅为12cm3，是目前国内能做到的以RP-3航空煤油作为燃料的体积最小的燃烧室，本发明的优点在于(1)在燃烧室壁面采用螺旋槽进行换热可有效冷却燃烧室，使能量利用率提高10％以上；(2)由于燃油在进入燃烧室前已经气化，气化的煤油省略了燃料在燃烧室的雾化与气化过程，因而大大缩短了与空气的混合时间并提高混合水平，而混合的增强有助于提高熄火极限，促进点火和提高燃烧效率，从而扩展了稳定燃烧的范围；(3)燃烧室与燃油通道的一体化设计可有效减小燃气涡轮发动机的体积，同时气化的煤油燃烧速度将会提高，因此可缩短燃料在燃烧室的驻留时间，从而可缩短燃烧室长度减轻发动机重量。
图1蒸发式燃烧室的剖视结构图 图2矩形截面冷却通道结构图 图3空气室实体图 图4燃烧室内壁实体图 图5燃料进入燃烧室方向示意图 图6空气进入燃烧室方向示意图 图中 1.进油管2.燃烧室内壁3.燃烧室外壁4.喷嘴 5.火花塞 6.空气室7.进气管8.热火头D.螺旋直径 p.螺距 J.火花塞深度I.热火头位置W.截面宽H.截面高 β.燃油倾角α.燃油偏角 θ.空气倾角 E.距轴线距离
具体实施例方式 下面将结合附图对本发明作进一步的详细说明。
请参见图1所示，本发明是一种适用于微型燃气涡轮发动机的蒸发式燃烧室，该燃烧室的内部冷却通道从进油管1进油，并从喷嘴4喷入燃烧室。其中冷却通道呈螺旋状，并与燃烧室内壁2整体加工，冷却通道截面为矩形，宽为W，高为L，通道整体结构见图2，燃油在沿冷却通道流动的过程中被不断的加热，并开始逐渐气化，因而其流动速度也不断增大，并从层流流动逐渐转变成强湍流，燃油流动状态的转变可有效增强燃烧室的冷却效果，保证燃烧室工作在材料允许的温度范围内。经过喷嘴4后，燃油蒸气速度可达130m/s以上，蒸气流与燃烧室轴线成α角，与喷嘴所在位置的径向线成β角(见图3)喷入燃烧室，并与从空气室6以θ角(见图4)进入燃烧室的空气流进行混合，混合气在燃烧室内的旋流数在1.1以上，为强旋流，从而燃油浓度分布在径向上是不均匀的，进而提高点火成功率及贫熄边界。
由于混合气是旋转的，因此燃烧室内部存在低速回流区，这为微小空间内点火提供了可能，通过理论推导及实验验证，在位置H及位置I均可成功实现点火(见图1)，气化后的煤油点火性能得到很大提高，用普通的汽车火花塞5或者航模飞机用的热火头8即可成功实现点火。
在本发明中，燃烧室通过分次焊接加工成形，其内外壁之间的冷却通道截面形状可根据燃烧室的具体工作环境而改变，图5所示的矩形截面冷却通道的结构参数有四个，分别是螺旋直径D、螺距p、截面宽W及截面高H。
权利要求
1.一种适用于微型燃气涡轮发动机的蒸发式燃烧室，燃烧室壁面的螺旋槽冷却通道环绕在内壁(2)与外壁(3)之间，截面尺寸W和H可根据燃烧室的具体情况而发生变化并且可以做成圆形，燃油在沿螺旋槽流动的过程中被燃烧室加热直至气化，经过喷嘴(4)以一定角度喷入燃烧室，蒸气流与燃烧室轴线成α角，与喷嘴所在位置的径向线成β角，α和β应满足80°＜α＜100°，80°＜β≤90°。在燃料进入燃烧室的同时，燃料与从空气室(6)距燃烧室轴线距离为E的空气流掺混，空气流与燃烧室轴线成θ角，其中50°＜θ＜70°，混合气到达位置H处通过火花塞(5)或到达位置I通过热火头(8)进行点火燃烧，并通过燃气流自身的旋转实现火焰稳定。
全文摘要
本发明公开了一种微型涡轮喷气发动机蒸发式燃烧室，在燃烧室壁面采用螺旋槽进行换热，燃油沿螺旋槽流动，以α角喷入燃烧室，并与从燃烧室头部以β角进入的空气流进行掺混，最后在位置E进行点火燃烧。相对于普通微型涡轮喷气发动机而言，本发明利用旋流稳焰机理进行火焰稳定，燃料在进入燃烧室前便已蒸发雾化，大大缩短了与空气的混合时间并提高了混合水平，而混合的增强有助于提高熄火极限，促进点火和提高燃烧效率，从而扩展了稳定燃烧的范围。
文档编号F23R3/00GK101749734SQ200910236570
公开日2010年6月23日 申请日期2009年11月2日 优先权日2009年11月2日
发明者张春本, 陶智, 徐国强, 张玉芳, 高琳, 邓宏武 申请人:北京航空航天大学